CN115371083A - 被动燃料耦合动力学缓解装置 - Google Patents

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古鲁纳斯·甘迪科塔
史蒂文·克莱顿·维塞
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Abstract

一种燃气涡轮发动机，其被配置成缓解燃料耦合动力学。该发动机包括燃烧器、燃料输送***、燃料歧管；以及被配置成缓解燃料耦合动力学的装置。该装置附接到燃料歧管管线并且包括外壳和反射器。外壳包括壁并且壁限定外壳表面，该外壳表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波。反射器定位在外壳内并且反射器包括前表面，该前表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击表面。

Description

被动燃料耦合动力学缓解装置
技术领域
本发明大体上涉及一种用于燃气涡轮发动机的燃料输送***，并且更具体地，涉及一种用于缓解由声学共振引起的振荡(即，燃料耦合动力学)的装置。
背景技术
传统的燃气涡轮发动机包括燃烧区段，燃料在燃烧区段中燃烧以向发动机循环输入热量，并且其使用一种或几种类型的燃料或燃料的组合进行操作，燃料是例如丙烷、乙烷、氢气或喷气燃料。此外，燃烧区段可以包括用于燃烧这种燃料的几种类型的燃烧器(例如，罐形、管形、环形)中的一种。
典型的燃烧区段包括一个或多个燃料喷嘴，其功能是接收燃料并将这种燃料引入空气流中以使其能够雾化和燃烧。燃气涡轮发动机还包括燃料输送***，用于将燃料从一个或多个燃料箱提供给燃烧区段，或更具体地，提供给燃烧区段的一个或多个燃料喷嘴。
然而，在燃气涡轮发动机的操作期间，燃料输送***可能受到影响燃料输送到一个或多个燃料喷嘴的振动或其他机械扰动。例如，振动可以导致燃料输送***内的燃料以不一致的方式流动。更具体地，燃料可以根据与振动和机械扰动一致的机械共振流过燃料输送***，从而导致燃料流的不一致。通过燃料输送***的燃料流中的这些不一致会造成向燃料喷嘴的不一致燃料输送，这可能导致不期望的燃烧动力学。这种不期望的燃烧动力学在本文中被称为“燃料耦合动力学”。因此，能够以更一致的燃料向燃烧区段的燃料喷嘴提供燃料的燃料输送***将是有用的。
发明内容
本文公开的技术被配置成减小燃料耦合动力学对燃烧器性能和耐久性的影响。因此，燃料歧管设置有配置成利用声波的波特性来缓解燃料耦合动力学的结构。
根据本发明的一个方面，提供了一种燃气涡轮发动机，其被配置成缓解燃料耦合动力学。该发动机包括燃烧器、燃料输送***、燃料歧管管线；以及被配置成缓解燃料耦合动力学的装置。该装置附接到燃料歧管管线并包括外壳和反射器。外壳包括壁，并且壁限定外壳表面，该外壳表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波。反射器定位在外壳内，并且反射器包括前表面，该前表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击表面。
根据本发明的另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机，其包括定位在燃烧器上游的燃料输送***。燃料输送***包括配置成缓解燃烧器内的流体耦合动力学的影响的装置。该装置包括外壳和反射器。外壳包括壁，并且壁限定外壳表面，该外壳表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波。反射器定位在外壳内。反射器包括前表面，该前表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击表面。
附图说明
根据优选和示例性实施例，本发明连同其进一步的目的和优点，在以下结合附图的详细描述中得到更具体的描述，其中：
图1是根据所公开技术的包括用于缓解流体耦合动力学的装置的燃料歧管的立体示意图。
图2是流体连接到燃料输送***(例如图1的燃料输送***)的涡轮风扇燃气涡轮发动机的示例性环形燃烧器的一部分的轴向局部截面图，其中燃料输送***包括根据所公开技术构造的装置；
图3示出了根据所公开技术的用于缓解流体耦合动力学的装置的截面侧视图；和
图4示出了所公开技术的另一个实施例的侧视图。
具体实施方式
参考附图，其中相同的附图标记在各个视图中表示相同的元件，图1中图示的所公开技术是配置成减少或缓解流体耦合动力学(FCD)的缓解装置50。该装置用在燃气涡轮发动机中，并且更具体地，用作燃气涡轮发动机燃烧器的燃料输送***40的一部分。
现在参考图2，传统的燃气涡轮发动机可以包括围绕轴线12布置的多个环形燃烧器10。环形燃烧器10适当地安装在关于纵向或轴向中心线轴线12同轴的壳体内。燃烧器10包括径向外环形燃烧器衬里和内环形燃烧器衬里14，其上游端适当地接合到环形燃烧器圆顶18。燃烧器10是单一的环形燃烧器设计并且包括在与外衬里和内衬里的接合处从圆顶18轴向向前延伸的径向外罩和内罩，以在圆顶18的上游侧限定环形气室24。
合适的压缩机26，例如传统的多级轴向压缩机，定位在环形气室24的上游，并且被配置成在气流28向下游流过其中时加压气流28。加压的气流28通过合适的扩散器从压缩机26轴向向下游被引导并且通过第一环形入口34被引入气室24中。如上所述的燃烧器10和压缩机26可以具有任何传统配置。
多个旋流器37安装在燃烧器圆顶18中。喷嘴38被配置成将燃料喷射到旋流器37中，在旋流器37中燃料在喉部内与加压的气流空气28混合以产生燃料和空气混合物。燃料和空气混合物被适当地点燃以产生热燃烧气体，这些热燃烧气体共同向下游流过由燃烧器衬里14限定的通道。燃烧气体36从燃烧器的出口端排放到高压涡轮(未示出)中，该高压涡轮从中提取能量以为压缩机26提供动力。
低压涡轮(未示出)设置在高压涡轮的下游并且被适当地配置用于产生输出动力，例如用于为典型的涡轮风扇燃气涡轮发动机飞行器应用中的上游风扇提供动力。
现在更具体地参考所公开技术，如图1所示，示例性燃料输送***40通常包括主供给管42和至少一个燃料歧管管线44。燃料输送***40大体上沿着周向方向C延伸。这样的配置可以允许连接到其的多个尾纤燃料管线46在安装时更容易地延伸到燃气涡轮发动机的燃料喷嘴39。值得注意的是，在其他实施例中，燃料输送***40包括任何合适数量的燃料歧管管线44。
燃料输送***40经由主供给管42连接到燃料源，例如一个或多个燃料泵、燃料阀和/或燃料箱(未示出)。每个燃料歧管管线44经由次供给管43流体连接到主供给管42，用于从供给管42接收燃料。每个燃料歧管管线44具有第一端45和第二端47。多个尾纤燃料管线46从每个燃料歧管管线44延伸并且定位在第一端45和第二端47之间。多个尾纤燃料管线46中的每一个流体连接到燃料歧管管线44并且被配置成流体连接到多个燃料喷嘴39中的燃料喷嘴39。
如图1所示，无论是缓解装置50还是替代实施例，多锥体缓解装置150(下文进一步讨论)流体连接到燃料歧管管线44的第一端45和第二端47中的每一个。应当理解，根据一些实施例，燃料歧管管线44可以仅附接到一个缓解装置50，并且该缓解装置50可以定位在沿着燃料歧管管线44的位置处，该位置既不是第一端45也不是第二端47。
每个缓解装置50包括限定腔室61的外壳60。反射器51定位在腔室61内。外壳60包括至少一个侧壁62和端壁63。至少一个侧壁62限定外壳壁表面64。端壁63限定端壁表面65。外壳壁表面64和端壁表面65被配置成反射在燃料歧管管线44内传输的声波。在一些实施例中，外壳60是一些不同于圆锥形的几何形状。在这点上，外壳60通常可以是立方体、五边形、六边形或其他形状或形状的组合。
现在参考图3，每个反射器51是限定前表面52和内表面58的大体锥形装置。前表面52定位成使得沿着进入燃料流动路径P流动的燃料在其接触反射器51的其他部分之前接触前表面52。前表面52相对于进入燃料流动路径P限定角度α。根据所示实施例，角度α优选地在大约20°和大约70°之间，更优选地在大约30°和大约60°之间，更优选地在大约40°和大约50°之间，最优选为大约45°。可以优化锥体的角度α以最大限度地缓解FCD的特定频率。对此，角度α可以在0°和90°之间。
应当理解，如图3所示，管线57与流动路径P的一部分重合。表面52还相对于与端壁63的端壁表面65基本平行的假想管线57限定角度β。角度β等于角度α。反射器51可以通过多种方式支撑：使用单个支柱，或三脚架布置等。如图4所示，反射器51由柱54支撑。柱54从连接到端壁63的第一端55延伸到在反射器51的下侧67连接到反射器51的第二端56。
每个缓解装置50被配置成被动地与由结构振动引起的波相互作用，以减少将振动频率引入至少燃料歧管管线44中，燃料歧管管线44是涡轮风扇燃气涡轮发动机的燃料***的部件。如本文所用，术语“缓解”被理解为具有其共同含义：“使严重程度减小”。应当理解，流体耦合动力学的缓解是指流体耦合动力学在幅度和/或频率上的减小。在这点上，缓解装置50被配置成利用波反射和随后通过波干扰消除声波的组合。
当前公开的技术提供了一种缓解装置50，其被配置用于缓解贫燃/富燃燃烧器中的FCD。应当理解，缓解装置50可以以传统已知方式附接到燃料歧管管线44，传统已知方式包括螺纹附接或焊接到歧管管线44的端部。螺纹连接，即可螺纹布置，允许定期清洁而不需要大修。
应当理解，如上所述的缓解装置50可以被增材制造。
当前公开的技术通过对其操作的描述而可以更好地理解。在燃气涡轮发动机的操作期间，产生机械振动并将其传递到燃料输送***40的结构部件。这种机械振动传递到燃料***40中包含的燃料。振动在燃料中以波的形式出现并沿着燃料歧管44行进。这样的声波当它们在歧管管线44内行进时，在缓解装置50内经历多次反射并最终被抵消。该装置利用波反射和随后利用其几何形状消除声波的组合。以这种方式，消除了潜在的简单液压歧管压力振荡极值。
传统燃料输送***的一个问题是它们可能是由声学共振引起的燃料耦合动力学的来源，这可能损坏燃烧器。通过使用这种技术，可以有效地消除流体歧管内的声学共振。此外，这些最终与声学共振的频率无关。它们缓解任何频率的声学振荡，从而提高效率。
现在参考图4，示出了替代实施例的多锥体缓解装置150的内部结构。每个缓解装置150基本上类似于缓解装置50并且可以从其描述中大体理解。
多锥体缓解装置150包括由柱154支撑的第一反射器151，柱154在端部155处附接到端壁163的端壁表面165。第二反射器153由柱154支撑，使得第二反射器153定位在第一反射器151和柱154的端部155之间。第二反射器与第一反射器151基本上类似并且可以从上面的描述中理解。次反射器151包括前表面159，该前表面159定位成使得沿进入燃料流动路径P流动的燃料在接触反射器151的其他部分之前接触前表面159。前表面152相对于进入燃料流动路径P限定角度α。次反射器151包括前表面159。前表面159与管线P’限定角度α’，管线P’是在流动路径P与前表面152和内表面164相交之后流动路径P的假想延续。角度α’可以等于角度α。在其他实施例中，角度α’不等于角度α。堆叠不同角度的锥体可以最大限度地缓解多个频率。应当理解，虽然任何给定的反射器151可以在任何频率缓解FCD，但上述形状或配置的变化，即堆叠，可以增加给定频率或频率范围的缓解程度。
上述燃料耦合动力学缓解装置50被配置成减少或消除燃气涡轮燃烧器中的燃料耦合动力学的影响。在操作中，缓解装置50利用波反射和随后通过干扰进行消除的组合。缓解装置50的一个商业优点是流体耦合动力学的影响可以被有效地消除。缓解装置50的另一个商业优点在于它被配置成缓解任何频率的声学振荡，因此与声学共振的频率无关。另一个优点是缓解装置50可以通过诸如螺纹螺钉和焊接的已知方法被容易地附接。
本文所述的FCD缓解装置具有优于现有技术的优点。它将在非常宽的频带频率范围内降低FCD，并且无论其附接到的燃料歧管的形状如何，它都会起作用。它可以被简单且经济地制造，非常耐用，并提供可操作性优势，从而降低成本。
前面已经描述了流体耦合动力学缓解装置。本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征，和/或如此公开的任何方法或过程的所有步骤，可以以任何组合进行组合，除了其中至少一些这样的特征和/或步骤是互斥的的组合。
除非另有明确说明，否则本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征都可以被用于相同、等同或类似目的的替代特征代替。因此，除非另有明确说明，否则所公开的每个特征仅是等同或类似特征的通用系列的一个示例。
本发明不限于前述实施例的细节。本发明延伸到本说明书(包括任何所附权利要求、摘要和附图)中公开的特征的任何新颖的一个或任何新颖的组合，或如此公开的任何方法或过程的步骤的任何新颖的一个或任何新颖的组合。
本发明的进一步方面由以下编号条项的主题提供：
1.一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机被配置成缓解燃料耦合动力学，该发动机包括：燃烧器；燃料输送***；燃料歧管管线；和装置，该装置被配置成缓解附接到燃料歧管管线的燃料耦合动力学，该装置包括：外壳，该外壳包括壁，并且该壁限定外壳表面，该外壳表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波；第一反射器，该第一反射器定位在外壳内并且反射器包括前表面，该前表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击表面。
2.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中外壳限定端壁表面，并且所述第一反射器与端壁表面间隔开。
3.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中外壳限定端壁表面，并且第一反射器由从端壁表面延伸的柱支撑，使得第一反射器与端壁表面间隔开。
4.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管管线限定与所述第一反射器的前表面相交的路径P，并且第一反射器的前表面与路径P限定角度α，该角度α在大约20°和大约70°之间。
5.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α在大约30°和大约60°之间。
6.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α在大约40°和大约50°之间。
7.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α为大约45°。
8.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中第二反射器也由柱支撑，使得第二反射器堆叠在第一反射器下方。
9.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管管线限定与第一反射器的第一前表面相交并且与第二反射器的第二前表面相交的路径P，从而第二反射器的第二前表面与路径P限定角度α’，角度α’在大约20°和大约70°之间。
10.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α’在大约30°和大约60°之间。
11.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α’在大约40°和大约50°之间。
12.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中角度α’为大约45°。
13.一种燃气涡轮发动机，该燃气涡轮发动机包括定位在燃烧器的上游的燃料输送***，并且该燃料输送***包括被配置成缓解燃烧器内的流体耦合动力学的影响的装置，该装置包括：
外壳，该外壳包括壁，并且该壁限定外壳表面，该外壳表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波；和
反射器，该反射器定位在外壳内，并且反射器包括前表面，该前表面被配置成反射由燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击表面。
14.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中壳体限定端壁表面，并且反射器与端壁表面间隔开。
15.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中外壳限定端壁表面，并且反射器由从端壁表面延伸的柱支撑，使得反射器与端壁表面间隔开。
16.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中第二反射器也由柱支撑，使得第二反射器堆叠在反射器下方。
17.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管线限定与反射器的前表面相交的路径P，并且反射器的前表面与路径P限定角度α，该角度α在大约20°和大约70°之间。
18.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管管线限定与反射器的前表面相交的路径P，并且反射器的前表面与路径P限定角度α，该角度α在大约30°和大约60°之间。
19.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管管线限定与反射器的前表面相交的路径P，并且反射器的前表面与路径P限定角度α，该角度α在大约40°和大约50°之间。
20.根据前述条项中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中燃料歧管管线限定与反射器的前表面相交的路径P，并且反射器的前表面与路径P限定角度α，该角度α为大约45°。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机被配置成缓解燃料耦合动力学，其特征在于，所述发动机包括：
燃烧器；
燃料输送***；
燃料歧管管线；和
装置，所述装置被配置成缓解附接到所述燃料歧管管线的燃料耦合动力学，所述装置包括：
外壳，所述外壳包括壁，并且所述壁限定外壳表面，所述外壳表面被配置成反射由所述燃料输送***内的燃料传导的波；
第一反射器，所述第一反射器定位在所述外壳内，并且所述反射器包括前表面，所述前表面被配置成反射由所述燃料输送***内的燃料传导的波，使得反射的波能够撞击所述表面。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述外壳限定端壁表面，并且所述第一反射器与端壁表面间隔开。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述外壳限定端壁表面，并且所述第一反射器由从所述端壁表面延伸的柱支撑，使得所述第一反射器与端壁表面间隔开。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述燃料歧管管线限定与所述第一反射器的所述前表面相交的路径P，并且所述第一反射器的所述前表面与所述路径P限定角度α，所述角度α在大约20°和大约70°之间。
5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述角度α在大约30°和大约60°之间。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述角度α在大约40°和大约50°之间。
7.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述角度α为大约45°。
8.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，第二反射器也由所述柱支撑，使得所述第二反射器堆叠在所述第一反射器下方。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述燃料歧管管线限定与所述第一反射器的第一前表面相交并且与所述第二反射器的第二前表面相交的路径P，从而所述第二反射器的所述第二前表面与所述路径P限定角度α’，所述角度α’在大约20°和大约70°之间。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，所述角度α’在大约30°和大约60°之间。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2373231A (en) * 1944-02-15 1945-04-10 Demuth Charles Muffler
CN101663469A (zh) * 2007-03-15 2010-03-03 金相旭 排放***的消音器
CN101922711A (zh) * 2009-06-16 2010-12-22 通用电气公司 用于减轻燃气涡轮机中的动态变化的共振器组件
CN102032569A (zh) * 2009-09-30 2011-04-27 株式会社日立制作所 燃烧器
CN204042975U (zh) * 2014-08-06 2014-12-24 西安热工研究院有限公司 一种旋转爆震燃烧室
US20170153027A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 General Electric Company Pressure damping device for fuel manifold
US20180298825A1 (en) * 2017-04-13 2018-10-18 General Electric Company Gas Turbine Engine Fuel Manifold Damper and Method of Dynamics Attenuation
CN109196203A (zh) * 2016-05-26 2019-01-11 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料输送***

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6024189A (en) * 1997-08-20 2000-02-15 Heuser; Stephen G. Noise attenuating apparatus
US7905319B2 (en) * 2008-06-11 2011-03-15 Sullivan John T Venturi muffler
DE102011005025A1 (de) * 2011-03-03 2012-09-06 Siemens Aktiengesellschaft Resonatorschalldämpfer für eine radiale Strömungsmaschine, insbesondere für einen Radialverdichter
EP3799030A1 (en) * 2019-09-26 2021-03-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Acoustic liner and gas turbine engine with such acoustic liner

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2373231A (en) * 1944-02-15 1945-04-10 Demuth Charles Muffler
CN101663469A (zh) * 2007-03-15 2010-03-03 金相旭 排放***的消音器
CN101922711A (zh) * 2009-06-16 2010-12-22 通用电气公司 用于减轻燃气涡轮机中的动态变化的共振器组件
CN102032569A (zh) * 2009-09-30 2011-04-27 株式会社日立制作所 燃烧器
CN204042975U (zh) * 2014-08-06 2014-12-24 西安热工研究院有限公司 一种旋转爆震燃烧室
US20170153027A1 (en) * 2015-11-30 2017-06-01 General Electric Company Pressure damping device for fuel manifold
CN109196203A (zh) * 2016-05-26 2019-01-11 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的燃料输送***
US20180298825A1 (en) * 2017-04-13 2018-10-18 General Electric Company Gas Turbine Engine Fuel Manifold Damper and Method of Dynamics Attenuation

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